DE1950414A1

DE1950414A1 - Solid rocket for various flight missions

Info

Publication number: DE1950414A1
Application number: DE19691950414
Authority: DE
Inventors: Michael Dipl-Ing Simon
Original assignee: MAN Maschinenfabrik Augsburg Nuernberg AG
Current assignee: MAN AG
Priority date: 1969-10-07
Filing date: 1969-10-07
Publication date: 1971-04-15
Also published as: FR2040972A7

Description

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MASCHINENFABRIK AUGSBUEG-UÜENBERGMASCHINENFABRIK AUGSBUEG-UÜENBERG

Aktiengesellschaft Zweigniederlassung MünchenCorporation Branch office in Munich

München, den 29. September 1969Munich, September 29, 1969 Feststoffrakete für verschiedene FlugmissionenSolid fuel rocket for various flight missions

Die Erfindung betrifft eine Feststoffrakete für verschiedene Flugmissionen, mit der die verschiedenen Flughöhen anstatt mit mehreren Stufen mit einer einzigen Stufe erreicht werden.The invention relates to a solid rocket for various flight missions, with the different altitudes instead of with multiple stages can be achieved with a single stage.

Feststoffraketen für verschiedene Aufgaben und mit verschiedenen Antriebsvermögen weisen in der bekannten AusfÄhrungsform Jeweils verschiedene Pulversorten, oder gleiche Pulversorten jedoch mit unterschiedlichen charakteristischen Abbranddaten auf. Eine Höhenforschungsrakete benötigt laut bekannter Ausführungsform für drei verschiedene Flughöhen drei verschiedene Einzelstufen, wobei die erste Flughöhe dreistufig, die zweite Flughöhe zweistufig und die letzte Flughöhe einstufig erreicht wird.Solid fuel rockets for different tasks and with different In the known embodiment, each different types of powder, or the same types of powder, but with different characteristic combustion data. According to the known embodiment, a sounding rocket needs for three different altitudes three different individual levels, the first three levels, the second two levels and the last flight altitude is reached in one step.

Als Nachteil für die bisher bekannten, oben genannten Feststoffraketen ist der hohe Entwicklungsaufwand zu nennen, welcher inA disadvantage to be mentioned for the previously known solid rockets mentioned above is the high development effort, which in

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Zusammenhang mit der Anpassung von verschiedenen Treibsätzen bzw. Pul versorten erforderlich, ist. Zumal der Entwicklungs aufwand - ähnliche Triebwerkgröße voraussetzt - etwa proportional mit der Trrebwerkstypenanzahl anwächst, stellt sich die Erfindung die Aufgabe, die genannten Nachteile zu vermeiden und eine einstufige Feststoffrakete mit entscheidenden reduzierten Entwicklungskosten zu schaffen, wobei die Rakete ebenso geeignet ist, alle geforderten Flugaufgaben zuverlässig zu erfüllen.Connection with the adaptation of different propellants or Powder is required. Especially since the development effort - Assumes a similar engine size - grows approximately proportionally with the number of engine types, the invention arises Task to avoid the disadvantages mentioned and a single-stage solid fuel rocket with significantly reduced development costs to create, whereby the rocket is also suitable for reliably fulfilling all required flight tasks.

Zur Lösung dieser Aufgaben schlägt die Erfindung vor, daß als Treibsatz der einstufig ausgebildeten Rakete zur Erreichung des geforderten Flugzieles eine einzige Pulversorte mit einer in der Treibsatzlängsrichtung durchgehend gleichen Abbrancharakteristik dient, wobei die für das Erreichen des Flugzieles charakteristischen Werte wie Brenngut und Schub des Triebwerkes alleine mittels der axialen Treibsatzlänge einstellbar sind.To solve these problems, the invention proposes that as Propellant charge of the single-stage rocket to achieve the required flight target a single type of powder with one in the Propellant charge in the longitudinal direction consistently serves the same burn-off characteristics, with those characteristic for reaching the flight destination Values such as the material to be fired and the thrust of the engine can be set solely by means of the axial propellant length.

Ein weiteres Merkmal der Erfindung besteht darin, daß die Drtrchme s s er geometrie des Treibsatzes für verschiedene Missionen konstant bleibt.Another feature of the invention is that the Drtrchme s s he geometry of the propellant charge is constant for various missions remain.

Dabei bringt einerseits die Einstufigkeit des Triebwerkes eine wesentliche Erhöhung der Systemzuverlässigkeit mit sich, andererseits bedeutet die Verwendung einer völlig gleichen Pulversorte eine ausschlaggebende Kostenreduzierung gegenüber der ¥erwendung von z.B. drei verschiedenen Pulversorten für eine dreistufige Rakete. On the one hand, the single-stage nature of the engine results in a significant increase in system reliability, on the other hand Using a completely identical type of powder means a significant reduction in costs compared to using it e.g. three different types of powder for a three-stage rocket.

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Durch Konstanthalten der Durchmessergeometrie des festen Treibsatzes im Triebwerk ist es gemäß einem weiteren Merkmal der Erfindung möglich, allein durch eine unterschiedliche Menge des Pulvers die gewünschten Flugleistungen zu erreichen, dadurch bedingt, daß die Brennzeit und der Schub von der Länge des Treibsatzes in axialer Richtung des Triebwerkes abhängen.By keeping the diameter geometry of the fixed propellant constant in the engine it is possible according to a further feature of the invention, simply by a different amount of Powder to achieve the desired flight performance, due to the fact that the burning time and the thrust of the length of the Dependent propellant charge in the axial direction of the engine.

Durch die Vorgabe der Pulversorte und der Treibsatzgeometrie können demnach bestimmte STugparameter (Schub, Brennzeit) festgelegt werden, aus denen sich für die jeweils geforderte En&flughöhe eine ganz bestimmte Treibsatzmenge ermitteln läßt.By specifying the type of powder and the propellant charge geometry, certain tensile parameters (thrust, burning time) can be determined that make up for the required flight altitude a very specific amount of propellant can be determined.

Als weitere Merkmale der Erfindung werden vorgeschlagen, den Brennkammerdruck des Triebwerkes konstant zu halten und den Düsenhalsdurchmesser in Abhängigkeit von der Treibsatzmenge und vom Schub einzustellen.As further features of the invention it is proposed to keep the combustion chamber pressure of the engine constant and the nozzle throat diameter set depending on the amount of propellant and the thrust.

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Claims

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MASCHIlTMi ¹ ABEIE AUGSBUEG-ITÜENBEEG

Corporation
Branch office in Munich

Munich, September 29, 1969

Claims

Solid fuel rocket for various flight missions with which the flight target instead of using multiple stages with a single stage is achieved, characterized in that the single-stage trained Eakete to achieve the required propellant It targets a single type of powder with one in the longitudinal direction of the propellant the same burn-up characteristic is used throughout, with the characteristic for reaching the flight destination Values such as the burning time and thrust of the engine can be set solely by means of the axial propellant length.

2. Solid rocket according to claim 1, characterized in that the diameter geometry of the propellant charge remains constant for different missions.

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3. Solid rocket according to claims 1 to 3, characterized in that that the nozzle shark diameter can be variably adjusted depending on the amount of propellant and the thrust, that the same combustion chamber pressures are obtained in different missions will.

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